固体火箭发动机瞬态推力测试装置

本文提出一种实用性较强的瞬态推力测试装置,适用于测量推力上升或下降时间大于4毫秒,推力值从几十牛顿到数百牛顿,推力测试系统固有频率较低的固体火箭发动机瞬变推力。文中指出推力测试的实质问题:利用低频推力测试系统测量高频瞬变推力时,存在着动态畸变和动态误差,阐明了以瞬变力模拟补偿仪和拉压力应变式传感器为主体的瞬态推力测试装置的工作原理。     

基于双光束干涉原理的微小推力测量系统实验研究

微小推力测量技术是微推进器研制的关键技术之一,是微小卫星技术发展的重要支撑。为了发展更高精度的测量系统,基于双光束干涉原理,提出了一种新的高精度光学微小推力测量方法,设计并搭建了一套测量微小推力的实验装置。进行了三次标定和测量实验,探索和总结出微推力测量的经验和方法,并对测量系统进行改进。实验结果表明,该测量系统使用方便,能获取实时推力曲线,最大测量误差1.86%,测量精度已达到现有推力架的测量精度,但没有达到双光束干涉原理的理论精度要求,在未来有较大的提升空间。     

激光等离子体微推力器的发展及热点问题

激光微推力器在航天器的轨道调整、引力补偿、位置保持、轨道机动和姿态控制等方面存在巨大的潜在优势。对近年来激光等离子体微推力器的研究和发展进行了较全面介绍,并详述了激光等离子体微推力器发展过程中的几个热点问题,包括激光等离子体微推力器的工作模式和工质的选择、推力单元结构设计、微型激光器和微推力测试方法的研究与发展现状。通过对比分析,给出了目前所研究的激光等离子体微推力器的优缺点,为国内研制激光等离子体微推力器提供了一些有益参考。     

三线摆微推力测量系统的阻尼控制优化法

三线摆可以应用于电推进器微推力的测量。文章介绍三线摆微推力测量的原理,分析测量结构的阻尼特性及其影响,提出人为施加阻尼以缩短动态时间,并对外加阻尼作用下的测量系统进行分析,通过仿真和实验验证了阻尼控制方法的有效性。     

固体微推力器阵列的推力估计与分配补偿方法

针对固体微推力器阵列(SPMA)中微推力器一次性点火，推力测试中难以获得精确推力的特点，为实现推力在线估计和实时补偿，提出一种利用二次规划对微推力器阵列推力进行估计，同时结合混合整数规划算法进行推力分配的方法，对估计算法收敛性以及控制系统稳定性进行了分析。该方法在不修改控制律的前提下，对推力器推力进行在线估计，并采用推力分配的方法实时补偿推力器出现的推力偏差，对系统稳定性的分析证明该方法可以保证系统的有界稳定。将其应用到微纳卫星编队保持中，仿真结果表明，在微推力器阵列出现推力偏差的情况下，该方法能很好地补偿推力偏差对控制系统造成的影响。     

姿控发动机小推力测量天平设计

对比传统测量方式,提出用单分力天平测量小发动机推力的方法。通过对单分力天平和传统测量小推力的方式进行的有限元仿真分析,体现了单分力天平在4~25 N量级小推力测量中的优势。设计了稳态推力测量校准一体化装置,在不同环境温度条件下对单分力天平进行推力校准与测试,验证了单分力天平在姿控发动机小推力测量中应用的可行性。     

FMMR微推进系统推力测量装置研究

为了对自由分子流微型电阻加热推力器(FMMR)微推进系统的性能进行试验研究,设计了一个基于天平原理的微推力测量装置,装置采用微推力器自重与推力相分离、触点式外接供电和推进系统集成方法,有效消除了供电电缆和推进剂供应管路的影响.结果表明,测量精度可达±8％,能够满足mN级微小推力测量的精度要求;同时,通过对结构进行一定改...     

国外几种新型微化学推力器

介绍了国外几种以微机电系统 (MEMS)技术为基础的液体和固体微化学推力器。这些新型微化学推力器具有MEMS技术微型化、低成本和批量生产的优点 ,并考虑了体积限制和高度集成等空间限制 ,能产生 10 -6～ 10N·s的推力脉冲 ,可用于微型卫星和纳米卫星的姿态调整、变轨和定向的精确控制。同时阐述了这几种微推力器结构特点和制造工艺 ,并与其他类型的推进器进行了比较     

离子液体电喷推力器的关键技术及展望

首先介绍离子液体电喷推力器的工作原理和分类，通过与其他相同推力量级的电推力器对比进一步分析了其特点，然后总结了离子液体电喷推力器的国内外研究现状，在此基础上重点梳理了微尺度下带电粒子的产生与加速、微细制造与精密装配、推进剂贮存和供给、高升压比微功率电源处理单元以及比冲和推力测试等离子液体电喷推力器研制过程中涉及的关键技术，最后展望了小型化、模块化与推力密度提升的发展趋势并提出离子液体电喷推力器的发展构想。     

L型控制发动机两种推力测量方法比较

为了满足喷管轴线与燃烧室轴线相垂直的发动机推力测量的需要，先后采用两种不同结构的试车架进行多发试验验证，对试验结果进行分析、对比．结果表明，采用与推力同轴单推力传感器的方案推力测量精度高，推力测量结果比冲散差小，满足了发动机试验的要求。这一经验可供同类试车架设计参考。     

泵前管道波纹管对推力测量的影响分析

液体火箭发动机试验推力测量的准确性对评价发动机性能意义重大。为减小1 200 k N液氧/煤油发动机地面试验时由于试验系统的原因对发动机推力测量准确性带来的影响和提高推力测量精度,针对1 200 k N液氧/煤油发动机试验台的推力测量系统,通过理论分析和试验验证的方法分析了泵前管道推力分离面上的2台波纹管的受力状态及波纹管在低温状态和受压状态下对推力测量的影响,获得了波纹管的竖向推力损失、低温与常温推力原位校准斜率修正系数、负推力修正系数等重要数据,并提出了波纹管安装固定要求,为修正1 200 k N液氧/煤油发动机推力测量数据、提高发动机推力测量准确性提供依据。     

激光跟踪仪在固体火箭发动机推力线测量中的应用

分析了静态条件下发动机推力线横移和偏斜的产生原因,介绍了激光跟踪仪的测量原理,并提出了一种激光跟踪仪测量发动机推力线的方法。从测量方法和仪器两方面进行了精度分析。发动机推力线测量实例证明了该方法的可行性;误差仿真计算结果证明了该方法具有较高的测量精度。     

发动机矢量推力测量与校准系统设计研究

矢量推力作为火箭发动机关键性能参数,对飞行器的飞行轨道精度控制具有重要意义。对火箭发动机工作产生的矢量推力进行准确测量成为目前发动机试验推力测量中亟待解决的问题。介绍了国内外目前矢量推力测量技术的进展和矢量推力测量与校准系统原理组成,分析了系统设计的关键技术,建立了发动机矢量推力测量与原位校准系统。基于矢量推力的解耦算法,开发了矢量推力测量与校准软件。针对某型号姿控发动机进行矢量推力试验测量,成功获得了发动机的矢量推力数据。测得的发动机的矢量力数据中主推力的测量不确定度低于1%,侧向力的不确定度低于5%。     

航天火工装置推力测量的干扰分析

航天火工装置种类很多,性能各异。文章仅对广泛使用的弹射器和解锁器类火工装置的推力测量系统进行论述,分析测量过程中的干扰环节,说明不同干扰类型对测量结果的影响。并提出测试改进建议。     

航天火工装置推力测量的干扰分析

航天火工装置种类很多，性能各异。文章仅对广泛使用的弹射器和解锁器类火工装置的推力测量系统进行论述，分析测量过程中的干扰环节，说明不同干扰类型对测量结果的影响。并提出测试改进建议。     

基于含硼推进剂的微推进器燃烧特性及推进性能

为研究使用含硼推进剂的微推进器点火燃烧特性及推进性能,搭建了激光点火测试实验台,配制了B/AP、B/KNO_3及B/AP/HTPB三种含硼推进剂配方,分别在2~6 mm不同内径微燃烧室中进行了燃烧测试实验。实验结果表明,配方B/KNO_3的燃速快,推力大,在内径为2.76 mm燃烧室中的平均推力达到0.028 56 N;配方B/AP的推力作用时间长,冲量大,在内径为4.92 mm燃烧室中的最大冲量为0.042 28 N·s;配方B/AP/HTPB燃烧较稳定,粘合剂的添加可改善燃烧特性,但会降低推进性能,且推力、比推力、冲量、比冲量等推进性能均随燃烧室内径的增大呈先增大、后减小的趋势。     

燃气阀响应时间的光学测量方法

针对燃气阀响应时间测量问题,提出了利用激光照射燃气阀羽流,通过分析其光强变化情况来确定燃气阀响应特性的光学测量方法,基于该方法搭建了燃气阀单阀冷态测试试验台,开展了燃气阀启闭响应时间测量,获得了激光经羽流后光强信号变化曲线,通过对该信号进行带通滤波处理,实现了响应时间的快速非接触式测量,并与压强、推力等常规传感器测量结果进行对比,验证了光学测量方法的测量有效性,为燃气阀高动态特性测试提供了一种非接触式测量方法。     

NASA JPL的微推实验设备

JPL微推实验室包括:-精确测量微推力的φ2m×2m(L)的超高真空实验舱;-10级洁净度的室内环境;-nN级推力的性能测量设备;     

真空环境下微推力测量的研究

详述了一种真空环境下的微推力测试方法：利用杠杆力的放大原理,将微推力值     

微型固体火箭发动机推力测量

通过对推力剂测量系统的分析，并根据微型固体火箭发动机的特点，采用减轻试验系统活动部份的质量，并对传感器施加预紧力，增强试验系统的刚性等技术措施，在微型固体火箭发动机的推力测量中有效地抑制了二阶振荡，文中还对传感器加预紧力的几个问题作了介绍。